DE10245741A1 - Jet nozzle for solid fuelled rocket has reinforcing fastened on inner contour of nozzle structure and consists of fiber material with fibers orientated in circumferential direction - Google Patents

Jet nozzle for solid fuelled rocket has reinforcing fastened on inner contour of nozzle structure and consists of fiber material with fibers orientated in circumferential direction Download PDF

Info

Publication number
DE10245741A1
DE10245741A1 DE2002145741 DE10245741A DE10245741A1 DE 10245741 A1 DE10245741 A1 DE 10245741A1 DE 2002145741 DE2002145741 DE 2002145741 DE 10245741 A DE10245741 A DE 10245741A DE 10245741 A1 DE10245741 A1 DE 10245741A1
Authority
DE
Germany
Prior art keywords
nozzle
nozzle structure
reinforcement
circumferential direction
fiber material
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
DE2002145741
Other languages
German (de)
Other versions
DE10245741B4 (en
Inventor
Benedikt Dempfle
Karl Bauer
Frans Kremer
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Bayern Chemie Gesellschaft fuer Flugchemische Antriebe mbH
Original Assignee
Bayern Chemie Gesellschaft fuer Flugchemische Antriebe mbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Bayern Chemie Gesellschaft fuer Flugchemische Antriebe mbH filed Critical Bayern Chemie Gesellschaft fuer Flugchemische Antriebe mbH
Priority to DE2002145741 priority Critical patent/DE10245741B4/en
Publication of DE10245741A1 publication Critical patent/DE10245741A1/en
Application granted granted Critical
Publication of DE10245741B4 publication Critical patent/DE10245741B4/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/08—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using solid propellants
    • F02K9/32—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/34—Casings; Combustion chambers; Liners thereof
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F02K9/974—Nozzle- linings; Ablative coatings

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

The jet nozzle for a rocket with solid fuel has a reinforcing extending in the circumferential direction of the nozzle structure and provided with a heat insulation on the outer side of the nozzle structure. The reinforcing (7,8) is fastened on the inner contour of the nozzle structure (3) and consists of a fiber material with the fibers orientated in the circumferential direction. At least the converging section (5) of the nozzle structure is provided with the reinforcing.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Schubdüse für eine Rakete mit Feststofftreibstoff nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The invention relates to a exhaust nozzle for one Rocket with solid fuel according to the preamble of the claim 1.

Die bekannten Düsenstrukturen für Feststoff-Raketen besitzen keine Innenkühlung und bestehen deshalb meist aus keramischen Werkstoffen, die eine sehr hohe Temperaturfestigkeit, jedoch nur eine geringe Druckfestigkeit aufweisen. Zur Erhöhung der Druckfestigkeit wird die Düsenstruktur daher am äußeren Umfang durch Faserschichten oder Metallummantelungen verstärkt. Diese Verstärkungen können sehr hohe Druckbelastungen aufnehmen und schützen damit den inneren keramischen Werkstoff der Düsenstruktur gegen Überbelastung und Risse.The well-known nozzle structures for solid rockets have no internal cooling and therefore mostly consist of ceramic materials, the one very high temperature resistance, but only a low compressive strength exhibit. To increase the pressure resistance becomes the nozzle structure therefore on the outer circumference reinforced by layers of fiber or metal sheathing. This reinforcements can absorb very high pressure loads and thus protect the inner ceramic Material of the nozzle structure against overload and cracks.

Um das Raketengehäuse oder die sonstige Tragstruktur, an der die Düsenstruktur befestigt ist, vor der hohen Temperatur der Düsenstruktur zu schützen, ist es bekannt, an der Außenseite der Düsenstruktur eine Wärmeisolierung vorzusehen. Die Verstärkung erhöht jedoch den Außendurchmesser der Düse, wodurch der für die Wärmeisolierung notwendige Raum reduziert wird.Around the missile housing or other supporting structure, where the nozzle structure is attached to protect against the high temperature of the nozzle structure it known on the outside the nozzle structure a thermal insulation provided. The reinforcement elevated however the outside diameter of the Nozzle, whereby the for the thermal insulation necessary space is reduced.

Aus DE 198 58 197 A1 geht eine Raketendüse mit einer Tragstruktur aus Metall, einer Düsenstruktur aus kohlenstofffaserverstärktem Siliziumcarbid und einer Isolierung an der Außenseite der Düsenstruktur hervor. Bei der Raketendüse nach DE-AS 1129022 ist die Düsenstruktur aus verstärktem Kunstharz an der Innenseite mit einer Metallauskleidung versehen und zwischen der Metallauskleidung und der Düsenstruktur eine Zwischenschicht aus Polyamid oder Polyethylen vorgesehen. Aus DE-AS 1235675 geht eine Düsenstruktur aus Metall mit einem Überzug aus Metalloxid hervor. Aus DE-PS 29 48 197 ist eine Düsenstruktur bekannt, die an der Innenseite mit Eliminationsschichten aus Kohlenstoff, Metall und wärmezerstörbarem Kunststoff versehen ist. Nach DE 3537844 A1 wird eine Düsenstruktur aus Carbid verwendet. Die Metall-Tragstruktur ist mit einer thermischen Schutzschicht aus kohlefaserverstärktem Kunststoff versehen.Out DE 198 58 197 A1 shows a rocket nozzle with a support structure made of metal, a nozzle structure made of carbon fiber reinforced silicon carbide and an insulation on the outside of the nozzle structure. At the missile nozzle after DE-AS 1129022 the nozzle structure made of reinforced synthetic resin is provided on the inside with a metal lining and an intermediate layer made of polyamide or polyethylene is provided between the metal lining and the nozzle structure. Out DE-AS 1235675 the result is a metal nozzle structure with a metal oxide coating. Out DE-PS 29 48 197 a nozzle structure is known which is provided on the inside with elimination layers made of carbon, metal and heat-destructible plastic. To DE 3537844 A1 a carbide nozzle structure is used. The metal support structure is provided with a thermal protective layer made of carbon fiber reinforced plastic.

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Schubdüse für Feststoffraketen bereitzustellen, die hohe Temperatur- und Druckbelastungen aufnehmen kann, ohne den Außendurchmesser vergrößern zu müssen.The object of the invention is a exhaust nozzle for solid rockets to provide, which absorb high temperature and pressure loads can without the outside diameter enlarge to have to.

Dies wird erfindungsgemäß durch die im Anspruch 1 gekennzeichnete Schubdüse erreicht. In den Unteransprüchen sind vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung wiedergegeben.This is done according to the invention reached the thrust nozzle characterized in claim 1. In the subclaims are reproduced advantageous embodiments of the invention.

Nach der Erfindung wird die Verstärkung an der Innenkontur der Düsenstruktur befestigt. Damit wird der Außendurchmesser der Düse nicht vergrößert, sodass der für die Wärmeisolierung notwendige Raum zwischen Düsenstruktur und Raketengehäuse oder sonstiger Tragstruktur, an der die Düsenstruktur befestigt ist, beibehalten wird.According to the invention, the gain on the Inner contour of the nozzle structure attached. So that the outside diameter the nozzle not enlarged, so the for the thermal insulation necessary space between nozzle structure and missile housing or other supporting structure to which the nozzle structure is attached, is maintained.

Auf der anderen Seite ist die Temperaturbeständigkeit der Verstärkung geringer als die des keramischem Materials der Düsenstruktur. Der Brennkammerdruck verringert sich allerdings bei Feststoffraketen meist schon nach kurzer Zeit so stark, dass die Verstärkung nur in der Anfangsphase des Abbrandes des Treibstoffs wirksam zu sein braucht.On the other hand is the temperature resistance of reinforcement less than that of the ceramic material of the nozzle structure. The combustion chamber pressure however, usually already decreases with solid rockets short time so strong that the reinforcement only in the initial phase the burning of the fuel needs to be effective.

Das hochtemperaturbeständige Material der Düsenstruktur kann beispielsweise aus silizierten Kohlenstofffasern bestehen. Jedoch ist auch jedes andere keramische, hochtemperaturbeständige Material für die aus einem einstückigen Körper bestehende Düsenstruktur einsetzbar.The high temperature resistant material the nozzle structure can consist of siliconized carbon fibers, for example. However, any other ceramic, high temperature resistant material is for the from a one-piece body existing nozzle structure used.

Durch die Verstärkung wird die Düsenstruktur vor hohen Druckbelastungen geschützt. Die Verstärkung soll dazu eine hohe Druckfestigkeit und Steifigkeit vor allem in radialer Richtung besitzen. Sie besteht deshalb vorzugsweise aus einem Fasermaterial, bei dem sich die Verstärkungsfasern im wesentlichen in Umfangsrichtung erstrecken. Das Fasermaterial kann ein Gewebe, ein Wickelkörper oder dergleichen sein. Das Fasermaterial wird vorzugsweise als faserverstärker Kunststoff eingesetzt. Als Verstärkungsfasern kommen Kohlenstofffasern zum Einsatz. Jedoch können auch andere Verstärkungsfasern, beispielsweise Glasfasern, verwendet werden. Als Kunststoffe können insbesondere Epoxiharze, Polyester und andere Duroplaste eingesetzt werden. Ferner können für die Verstärkung Gewebelagen mit Fasern vornehmlich in Umfangrichtung verwendet werden, die mit Kunststoffen imprägniert sind, die unter Wärmeeinwirkung aushärten. Auch diese Kunststoffe können Epoxiharze, Polyester und andere Duroplaste sein.Through the reinforcement, the nozzle structure protected against high pressure loads. The reinforcement This is said to have a high compressive strength and rigidity, especially in have radial direction. It therefore preferably consists of a fiber material in which the reinforcing fibers essentially extend in the circumferential direction. The fiber material can be a fabric, a winding body or the like. The fiber material is preferably a fiber-reinforced plastic used. As reinforcing fibers carbon fibers are used. However, other reinforcing fibers, for example glass fibers can be used. As plastics in particular Epoxy resins, polyester and other thermosets are used. Further can for the reinforcement Fabric layers with fibers are mainly used in the circumferential direction, which are impregnated with plastics, the under the influence of heat Harden. These plastics can also Epoxy resins, polyesters and other thermosets.

Die Verstärkung kann durch wenigstens ein hülsenförmiges Bauteil gebildet werden, das eine der Innenkontur der Düsenstruktur angepasste kegelige Form besitzt. Das Bauteil kann durch Aufbringen des Fasermaterials auf einem Formkörper, dessen Außenkontur der Düsenstruktur entspricht und Aushärten des Kunststoffs hergestellt werden. Das Bauteil wird dann auf die Düsenstruktur festhaftend aufgebracht, vorzugsweise durch Verkleben.The gain can be at least a sleeve-shaped component are formed, which is a conical shape adapted to the inner contour of the nozzle structure has. The component can be applied by applying the fiber material a molded body, its outer contour the nozzle structure corresponds and curing of the plastic. The component is then on the nozzle structure applied firmly, preferably by gluing.

Vorzugsweise werden zwei solche Bauteile hergestellt und zwar ein Bauteil, das an dem vorderen, also dem der Brennkammer zugewandten konvergierenden Abschnitt der Düsenstruktur befestigt wird und ein zweites Bauteil, das an dem hinteren, also dem divergierenden Abschnitt der Düsenstruktur befestigt wird.Two such components are preferably produced namely a component that is on the front, that of the combustion chamber facing converging portion of the nozzle structure is attached and a second component that is on the rear, i.e. the diverging Section of the nozzle structure attached becomes.

Da der vordere, konvergierenden Abschnitt der Düse besonders hohen Druckbelastungen ausgesetzt ist, ist die Verstärkung vorzugsweise zumindest an dem vorderen Abschnitt vorgesehen. Das vordere Ende dieses Abschnitts, also der Düseneinlauf, ist einer besonders starken erosiven Gasströmung ausgesetzt. Vorzugsweise erstreckt sich die Verstärkung daher auch über den Düseneinlauf, also das vordere Ende des konvergierenden Abschnitts der Düsenstruktur.Since the front, converging section of the nozzle is subjected to particularly high pressure loads, the reinforcement is preferably provided at least on the front section. The front end of this section, i.e. the nozzle inlet, is exposed to a particularly strong erosive gas flow. Preferably, the Reinforcement therefore also via the nozzle inlet, ie the front end of the converging section of the nozzle structure.

Um den Wirkungsgrad und die Menge des Treibstoffs zu erhöhen, ist die an der Düsenstruktur befestigte Verstärkung an der Innenseite mit festem Treibstoff bedeckt, also der durch die Innenkontur der Düse begrenzte Innenraum teilweise mit Treibstoff ausgefüllt.Efficiency and quantity to increase the fuel is the one attached to the nozzle structure reinforcement covered on the inside with solid fuel, that is, through the inner contour of the nozzle limited interior partially filled with fuel.

Nachstehend ist ein Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Düse anhand der Zeichnung erläutert, deren einzige Figur einen Längsschnitt durch den Düsenbereich einer Feststoff-Rakete zeigt.The following is an embodiment based on the nozzle of the invention the drawing explains whose only figure is a longitudinal section through the nozzle area a solid rocket shows.

Danach ist in dem Raketengehäuse oder sonstigen Tragstruktur 1 im Düsenbereich 2 der Rakete ein eine Düsenstruktur 3 bildender Körper vorgesehen, der an der Tragstruktur 1 unter Bildung von Hohlräumen 4 befestigt ist, welche mit einem nicht dargestellten wärmeisolierenden Material versehen sein können.After that is in the rocket case or other support structure 1 in the nozzle area 2 the missile is a nozzle structure 3 forming body provided on the support structure 1 forming voids 4 is attached, which can be provided with a heat insulating material, not shown.

Die Düsenstruktur 3 weist einen vorderen Abschnitt 5 mit konvergierendem Innendurchmesser und einen hinteren Abschnitt 6 mit divergierendem Innendurchmesser auf. An dem vorderen Abschnitt 5 und dem hinteren Abschnitt 6 sind an der Innenkontur der Düsenstruktur 3 zu deren Verstärkung die Bauteile 7 bzw. 8 befestigt.The nozzle structure 3 has a front section 5 with converging inner diameter and a rear section 6 with a divergent inside diameter. On the front section 5 and the rear section 6 are on the inner contour of the nozzle structure 3 the components to reinforce them 7 or 8 attached.

Die beiden Bauteile 7 und 8 bestehen aus einem faserverstärktem Kunststoff, z. B. einem mit Kohlefasern verstärktem Duroplast, wobei die Verstärkungsfasern im wesentlichen in Umfangsrichtung der Düsenstruktur 3 verlaufen.The two components 7 and 8th consist of a fiber-reinforced plastic, e.g. B. a reinforced with carbon fiber thermoset, the reinforcing fibers substantially in the circumferential direction of the nozzle structure 3 run.

Das Bauteil 7 bedeckt auch das vordere Ende 9 der Düsenstruktur 3 am Düseneinlauf. Die beiden Bauteile 7 und 8 bilden kegelige Hülsen, deren Außenkontur der Innenkontur der Abschnitte 5 und 6 der Düsenstruktur 3 entspricht. Die Bauteile 7 und 8 werden unabhängig von der Düsenstruktur 3 gefertigt und nachträglich an den keramischen Werkstoff der Düsenstruktur 3 geklebt. Der Feststofftreibstoff 10 der Rakete bedeckt zugleich die Innenseite der Verstärkung 7, 8.The component 7 also covers the front end 9 the nozzle structure 3 at the nozzle inlet. The two components 7 and 8th form conical sleeves, the outer contour of the inner contour of the sections 5 and 6 the nozzle structure 3 equivalent. The components 7 and 8th become independent of the nozzle structure 3 manufactured and retrofitted to the ceramic material of the nozzle structure 3 glued. The solid fuel 10 the missile also covers the inside of the reinforcement 7 . 8th ,

Claims (9)

Schubdüse für eine Rakete mit Festtreibstoff, mit einem sich mindestens zu einem Ende hin erweiternden inneren Durchmesser, mit einer Düsenstruktur aus keramischem Material, einer in Umfangsrichtung der Düsenstruktur verlaufenden Verstärkung und einer Wärmeisolierung an der Außenseite der Düsenstruktur, dadurch gekennzeichnet, dass die Verstärkung (7, 8) an der Innenkontur der Düsenstruktur (3) befestigt ist.Thrust nozzle for a rocket with solid fuel, with an inner diameter widening at least at one end, with a nozzle structure made of ceramic material, a reinforcement running in the circumferential direction of the nozzle structure and thermal insulation on the outside of the nozzle structure, characterized in that the reinforcement ( 7 . 8th ) on the inner contour of the nozzle structure ( 3 ) is attached. Schubdüse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Verstärkung (7, 8) aus einem Fasermaterial besteht.Thruster according to claim 1, characterized in that the reinforcement ( 7 . 8th ) consists of a fiber material. Schubdüse nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Fasern des Fasermaterials im wesentlichen in Umfangsrichtung ausgerichtet sind.exhaust nozzle according to claim 2, characterized in that the fibers of the fiber material in are aligned substantially in the circumferential direction. Schubdüse nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest der konvergierende Abschnitt (5) der Düsenstruktur (3) mit der Verstärkung (7) versehen ist.Thruster according to one of the preceding claims, characterized in that at least the converging section ( 5 ) the nozzle structure ( 3 ) with the reinforcement ( 7 ) is provided. Schubdüse nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass sich die Verstärkung (7) über das vordere Ende (5) des konvergierenden Abschnitts (5) der Düsenstruktur (3) erstreckt.Thruster according to claim 4, characterized in that the reinforcement ( 7 ) over the front end ( 5 ) of the converging section ( 5 ) the nozzle structure ( 3 ) extends. Schubdüse nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Verstärkung durch wenigstens ein an der Düsenstruktur (3) befestigtes Bauteil (7, 8) gebildet wird.Thrust nozzle according to one of the preceding claims, characterized in that the reinforcement by at least one on the nozzle structure ( 3 ) attached component ( 7 . 8th ) is formed. Schubdüse nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Bauteil (7, 8) an der Düsenstruktur (3) angeklebt ist.Thrust nozzle according to claim 6, characterized in that the component ( 7 . 8th ) on the nozzle structure ( 3 ) is glued. Schubdüse nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Verstärkung durch ein an dem konvergierendem Abschnitt (5) und ein an dem divergierendem Abschnitt (6) der Düsenstruktur (3) befestigtes Bauteil (7, 8) gebildet wird.Thrust nozzle according to claim 6, characterized in that the reinforcement by a on the converging section ( 5 ) and one on the diverging section ( 6 ) the nozzle structure ( 3 ) attached component ( 7 . 8th ) is formed. Schubdüse nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Verstärkung (7, 8) an der Innenseite mit Festtreibstoff (10) bedeckt ist.Thruster according to one of the preceding claims, characterized in that the reinforcement ( 7 . 8th ) on the inside with solid fuel ( 10 ) is covered.
DE2002145741 2002-10-01 2002-10-01 Discharge nozzle for a solid rocket Expired - Fee Related DE10245741B4 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE2002145741 DE10245741B4 (en) 2002-10-01 2002-10-01 Discharge nozzle for a solid rocket

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE2002145741 DE10245741B4 (en) 2002-10-01 2002-10-01 Discharge nozzle for a solid rocket

Publications (2)

Publication Number Publication Date
DE10245741A1 true DE10245741A1 (en) 2004-04-22
DE10245741B4 DE10245741B4 (en) 2005-10-06

Family

ID=32038199

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
DE2002145741 Expired - Fee Related DE10245741B4 (en) 2002-10-01 2002-10-01 Discharge nozzle for a solid rocket

Country Status (1)

Country Link
DE (1) DE10245741B4 (en)

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1129022B (en) * 1958-01-07 1962-05-03 Ici Ltd Expansion cone nozzle for jet engines
US3261558A (en) * 1962-01-23 1966-07-19 Clevite Corp Rocket fluid discharge nozzle
DE1235674B (en) * 1962-03-20 1967-03-02 Snecma Nozzle for a rocket engine
DE1235675B (en) * 1962-01-29 1967-03-02 Thiokol Chemical Corp Combustion chamber and nozzle for a rocket engine
DE2948197C2 (en) * 1979-11-30 1981-12-24 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Launch thrust nozzle for recoil engines, especially rocket ramjet engines
DE3537844A1 (en) * 1985-10-24 1987-04-30 Messerschmitt Boelkow Blohm CARBON FIBER TAPE AND METHOD FOR ITS PROCESSING
DE4136880C2 (en) * 1991-11-09 1994-02-17 Sintec Keramik Gmbh Process for producing an oxidation-resistant component based on CFC and its application
US5537815A (en) * 1985-07-12 1996-07-23 Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales Power units of the ram-jet engine type
DE19858197A1 (en) * 1998-12-17 2000-06-29 Daimler Chrysler Ag Engine, operated with injected propellant, has ceramic bonded or mechanically joined combustion chamber, insulation and nozzle components made of carbon fiber-reinforced silicon carbide

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1129022B (en) * 1958-01-07 1962-05-03 Ici Ltd Expansion cone nozzle for jet engines
US3261558A (en) * 1962-01-23 1966-07-19 Clevite Corp Rocket fluid discharge nozzle
DE1235675B (en) * 1962-01-29 1967-03-02 Thiokol Chemical Corp Combustion chamber and nozzle for a rocket engine
DE1235674B (en) * 1962-03-20 1967-03-02 Snecma Nozzle for a rocket engine
DE2948197C2 (en) * 1979-11-30 1981-12-24 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Launch thrust nozzle for recoil engines, especially rocket ramjet engines
US5537815A (en) * 1985-07-12 1996-07-23 Office National D'etudes Et De Recherches Aerospatiales Power units of the ram-jet engine type
DE3537844A1 (en) * 1985-10-24 1987-04-30 Messerschmitt Boelkow Blohm CARBON FIBER TAPE AND METHOD FOR ITS PROCESSING
DE4136880C2 (en) * 1991-11-09 1994-02-17 Sintec Keramik Gmbh Process for producing an oxidation-resistant component based on CFC and its application
DE19858197A1 (en) * 1998-12-17 2000-06-29 Daimler Chrysler Ag Engine, operated with injected propellant, has ceramic bonded or mechanically joined combustion chamber, insulation and nozzle components made of carbon fiber-reinforced silicon carbide

Also Published As

Publication number Publication date
DE10245741B4 (en) 2005-10-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2648965B1 (en) Motor vehicle body with stiffening struts
EP2241738B1 (en) Inlet cone made of compound fibre material for a gas turbine engine
EP0737814B1 (en) Compressor
DE69303083T2 (en) Connector for sandwich panels
EP1336470B1 (en) Construction element made of fiber reinforced plastic
DE102008061463B4 (en) Load transfer device
EP2154401A2 (en) Reinforced plastic fibre pipe
EP0941399A1 (en) Heat protective jacket
DE102006024329A1 (en) Flange component in composite construction and method for producing a flange component
EP2444633A2 (en) Drive shaft, in particular radial shaft for a gas turbine engine, with fibre compound layers
DE102020105778A1 (en) High pressure tank and manufacturing process therefor
DE2926493C2 (en) Strut for longitudinal pull and pressure
EP0609671B1 (en) Fan rotor
WO2007093256A1 (en) Composite conveying pipe
DE10245741B4 (en) Discharge nozzle for a solid rocket
DE69123934T2 (en) Transfer joint body with a connecting flange
WO2002097261A1 (en) Fuel injection valve for internal combustion engines
WO2005070579A2 (en) High pressure storage line with a cast outer covering for a common-rail
DE102017003024A1 (en) End element for introducing force into a prefabricated fiber-reinforced plastic composite pipe
DE102014208923B4 (en) A method of connecting an engine casing of fiber composite material to a metal terminal
EP2182198B1 (en) Pressure container for high-temperature use and a method for production of same
DE3119712C2 (en)
DE102014007750A1 (en) Impact beam for a motor vehicle
DE102014208921B4 (en) Engine exterior structure of fiber composite material with integral metallic connection element
DE29900172U1 (en) High tensile and corrosion-resistant plastic tie rod with integrated thread and its use

Legal Events

Date Code Title Description
OP8 Request for examination as to paragraph 44 patent law
8364 No opposition during term of opposition
R119 Application deemed withdrawn, or ip right lapsed, due to non-payment of renewal fee

Effective date: 20140501